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Experimentelle Untersuchung von transienten Einspritzphänomenen in Raketenbrennkammern unter Vakuumbedingungen mit Flashverdampfung

Beschreibung

Eine zukünftige Umstellung der Treibstoffkombinationen und Zündverfahren kryogener Oberstufen und Steuer- und Lageregelungstriebwerke führt zu veränderten Injektionstransienten und damit veränderten physikalischen Randbedingungen für die eingespritzten Medien. Ein besonderes Problem stellt dabei die Zündung unter Vakuumbedingungen dar, da hier der Treibstoff in überhitztem Zustand in die entsprechende Brennkammer eingespritzt wird, in welcher zu Beginn des Anfahrprozesses Vakuum herrscht. Bei der Einspritzung verdampft der Treibstoff explosionsartig, was als Flash-Verdampfung bezeichnet wird. Hierdurch erhöht sich der Druck in der Brennkammer kontinuierlich, bis kurz vor der Zündung ungefähr der Dampfdruck der Treibstoffe erreicht wird. Der genaue Zustand in der Brennkammer hinsichtlich der vorliegenden Phasen, der Mischung und der Temperatur ist für den Zündvorgang von extremer Bedeutung sowohl bezüglich der Wahrscheinlichkeit einer erfolgreichen Zündung überhaupt als auch für die Vermeidung unzulässig hoher Druckspitzen.

Das Teilprojekt B4 dient der detaillierten experimentellen Bestimmung der die Flashverdampfung charakterisierenden Parameter, auf deren Basis Modelle für die Beschreibung des instationären Anfahrvorgangs von mit kryogenen Treibstoffen betriebenen Raketenbrennkammern entwickelt und verifiziert werden können. Damit werden numerische Simulationen von Brennkammerprozessen mit realen Injektorgeometrien und Treibstoffen möglich. Besonders das numerische Partnerprojekt TP-B5 ist auf die Randbedingungen und Parameter des Teilprojekts B4 angewiesen bzw. profitiert von diesem, indem die experimentell ermittelten Daten in ersterem zur Modellvalidierung herangezogen werden sollen.

Da sich ein bereits am DLR Lampoldshausen existierender Prüfstand bei Voruntersuchungen mit Einspritzung von flüssigem Sauerstoff (LOX) in eine Vakuumumgebung als nur bedingt geeignet für eine systematische und detaillierte experimentelle Untersuchung der Flash-Verdampfungscharakteristik von LOX erwies, wird ein neuer Prüfstand mit einem spezifischen, kryogenen Temperier- und Einspritzsystem entwickelt und in Betrieb genommen. Mittels optischer Diagnosetechniken (Schattenverfahren, PDA, PIV, Schlieren-Verfahren) soll gezielt der Einfluss verschiedener Parameter wie Einspritztemperatur und -druck des Treibstoffes sowie dem Brennkammerdruck auf die Zerstäubungs- und Verdampfungsprozesse untersucht werden.

Team

Prof. Dr. rer. nat. Michael Oschwald

Prof. Dr. rer. nat. Michael Oschwald

TP-Leiter B4 Diese E-Mail-Adresse ist vor Spambots geschützt! Zur Anzeige muss JavaScript eingeschaltet sein! +49 6298 28-327
Dipl.-Ing. Joachim Sender

Dipl.-Ing. Joachim Sender

B4 Diese E-Mail-Adresse ist vor Spambots geschützt! Zur Anzeige muss JavaScript eingeschaltet sein! +49 6298 28-403
Dipl.-Ing. Andreas Rees

Dipl.-Ing. Andreas Rees

B4 Diese E-Mail-Adresse ist vor Spambots geschützt! Zur Anzeige muss JavaScript eingeschaltet sein! +49 6298 28-528
495150

Publikationen

2016

Börner, M., Deeken, J. C., Manfletti, C., Oschwald, M.,
Experimental Study of a Laser Ignited Advanced Porous Injector (API-) Thruster Configuration,
Space Propulsion Conference, Rom, 2016.

Börner, M., Manfletti, C., Wohlhüter, M., Oschwald, M.,
Laser Ignition for Space Propulsion Systems.
In LASIG-TWIN Workshop, 2016

2015

Lamanna, G., Kamoun, H., Weigand, B., Manfletti, C., Rees, A., Sender, J., Oschwald, M., Steelant, J. (2015).
Flashing behavior of rocket engine propellants.
Atomization and Sprays, 25(10), 837–856.

Börner, M., Manfletti, C., Oschwald, M.,
Laser Re-Ignition of a Cryogenic Multi-Injector Rocket Engine.
In 6th EUCASS, Krakow, 2015

2014

Manfletti, C.,
Laser ignition of an experimental cryogenic reaction and control thruster: pre-ignition conditions,
Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, pp. 925–933, 2014

Manfletti, C.,
Laser ignition of an experimental cryogenic reaction and control thruster: ignition energies.
Journal of Propulsion and Power, 30(4), 952–961, 2014

2012

Manfletti, C.
Laser Ignition of a Research 200N RCS Lox/GH2 and LOx/GCH4 Engine.
48th AIAA Joint Propulsion Conference, Atlanta, Georgia, AIAA-4132, 2012

Manfletti, C.
Low ambient pressure injection and consequences on ignition of liquid rocket engines.
48th AIAA Joint Propulsion Conference, Atlanta, Georgia, AIAA-4131, 275-284, 2012

2011

Hardi, J., Oschwald, M., Dally, B.
Flame response to acoustic excitation in a rectangular rocket com- bustor with LOX/LH2 propellants
CEAS Space Journal 2 (2011), 41-49

Vor 2010

De Rosa, M., Sender, J., Zimmermann, H., Oschwald, M.
Cryogenic Spray Ignition at High Altitude Conditions
42nd Joint Propulsion Conference, AIAA 2006-4539 (2006)

Oschwald, M., Smith, J. J., Branam, R., Hussong, J., Schik, A., Chehroudi, B.
Injection of fluids into supercritical environments
Combustion Science and Technology 178 (2006), 49–100

Schmidt, V., Sender, J., Oschwald, M.
Simultaneous Observation of Liquid Phase Distribution and Flame Front Evolution during the Ignition Transient of a LOX/GH2 ‐ Combustor
J. Visualization 4(4) (2001), 365–372

Slavinskaya, N.A, Haidn, O.J
Numerical Modeling of liquid oxygen evaporation in steam using nonequilibrium boundary conditions
39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, AIAA 2001- 0335, (2001)

Beer, S., Haidn, O. J.
Modeling of the evaporation rate of a subcooled spray in superheated steam,
Conference on Propulsive Flows in Space Transporation Systems, Bordeaux, France, (1995), 11-15

Freitag, November 15, 2019